Обсуждение авиакатастрофы Як-42 RA-42434

[Vik63]

Следует понимать,что если авиакомпания относилась к вопросам поверок датчиков "поверхностно",то на запрос МАК была выдана некая усредненная информация,от которой,в свою очередь,зависят количественные характеристики точек на грификах?

Категорически нет. Собственно в работе такой усредненной информации и не существует , никто и не занимается ее усреднением. Всегда пользуются тарировочными графиками конкретного экземпляра . Разброс в тарировках от машины к машине может быть очень большой . И графики на тарировках другой машины показывали бы полную ерунду.

 

[vim1964]

Признаю, что использовать в этом призыве Вашу цитату было некорректно. Сейчас исправлю.

Спасибо! Вы, как всегда, безукоризненно вежливы, но неточны. Я никому не объяснял принцип расшифровки записи скорости. И даже не намеревался этого делать. Похоже Вы меня с кем-то спутали. Но это неважно. Важно другое! То что я уже несколько раз говорил в этой теме: не нужно слепо доверять данным МСРП! Эта система требует постоянного профессионального внимания. Чтобы МСРП стала действительно средством "объективного" контроля, необходимо приложить много усилий. Для этого нужны немалые ресурсы, которыми АК не обладала. Для примера: АК в которой я работал, имела штат специалистов, занимающихся только обслуживанием СОК (МСРП, Марс, К3-63), почти 20 человек. Помимо своих бортов, мы нередко обслуживали ВС других АК, которые не располагали персоналом для трудоемкого ТО. Техническое состояние этих бортов было просто ужасающим! Сравнить можно разве что с "газелью"-маршруткой после нескольких лет эксплуатации. А СОКи это то, чем занимаются в последнюю очередь, если руки доходят. Поэтому в нашем случае не приходится рассчитывать на особую точность графиков МСРП. Хотя, для качественного анализа они вполне подходят.

 

[nadegda***]

В Отчете сказано следующее: "Анализ предыдущих полетов, запись которых имеется на
МСРП-64, показал, что скорость начала подъема носового
колеса не была менее 200 км/ч. Подъем носового колеса при
вылете из Внуково был начат на скорости 203 км/ч."
Вполне адекватные данные,считанные с того же МСРП и расшифрованные с помошью тех же таблиц. Так что, или данные отражают фактическую скорость, или подработаны вручную постфактум.
ИМХО, не стоит делать поспешных выводов о том, что расшифрованная скорость значительно занижена по сравнению с фактической. Например, "разночтения" БИ-МСРП так и провоцируют оценить "погрешность тарировки" в 15-20 км/ч. Однако нам придется иметь дело с фактом отрыва ПС во Внуково на скорости 220-225 км/ч. Но мы уже прекрасно знаем, что пустой Як- 42, с практически предельно задней центровкой, на такой скорости уже, образно говоря, шасси убирает ...

Вот тоже из отчета:
(стр.183) "Перед началом движения для взлета колонка штурвала была отклонена "от себя" на 1/3 хода (наиболее вероятно, до начала работы пружинного цилиндра загрузки). Подобные действия не согласуются с положенеием РЛЭ (п.8, раздел 4.6.1.1), согласно которому разбег необходимо производить при нейтральном положении колонки штурвала..."
Смотрим на график. Так и есть - 4.8.
Далее (стр.192) "...колонка штурвала была отклонена пилотом "на себя" до значений, соответствующих отклонению руля высоты на примерно 10 гр. (половина хода)..."
Смотрим на график. Так и есть - 10.7.

Не странно ли, если учесть, что согласно РЛЭ потребная величина отклонения РВ для подъема носового колеса составляет около 5 гр.?

(стр.195) "... анализ предыдущих полетов показал, что "пиковые" (кратковременные) отклонения руля высоты при подъеме носового колеса не превышали 5-7 гр."

Почему 7 гр.?

 

[Sibiryak]

Вот тоже из отчета:
(стр.183) "Перед началом движения для взлета колонка штурвала была отклонена "от себя" на 1/3 хода (наиболее вероятно, до начала работы пружинного цилиндра загрузки). Подобные действия не согласуются с положенеием РЛЭ (п.8, раздел 4.6.1.1), согласно которому разбег необходимо производить при нейтральном положении колонки штурвала..."
Смотрим на график. Так и есть - 4.8.
Далее (стр.192) "...колонка штурвала была отклонена пилотом "на себя" до значений, соответствующих отклонению руля высоты на примерно 10 гр. (половина хода)..."
Смотрим на график. Так и есть - 10.7.

Не странно ли, если учесть, что согласно РЛЭ потребная величина отклонения РВ для подъема носового колеса составляет около 5 гр.?

(стр.195) "... анализ предыдущих полетов показал, что "пиковые" (кратковременные) отклонения руля высоты при подъеме носового колеса не превышали 5-7 гр."

Почему 7 гр.?

Недавно буквально, в связи с вопросом Програмера об изломе на графике усилий, смотрел в РТЭ - не пружинный ли какой загружатель тут "при делах"?
Странно - но там вроде бы, как я понял, хотя такой и есть, работает он только в направлении "от себя"...

 

[Mikronet]

Вот тоже из отчета:
(стр.183) "Перед началом движения для взлета колонка штурвала была отклонена "от себя" на 1/3 хода (наиболее вероятно, до начала работы пружинного цилиндра загрузки). Подобные действия не согласуются с положенеием РЛЭ (п.8, раздел 4.6.1.1), согласно которому разбег необходимо производить при нейтральном положении колонки штурвала..."
Смотрим на график. Так и есть - 4.8.
Далее (стр.192) "...колонка штурвала была отклонена пилотом "на себя" до значений, соответствующих отклонению руля высоты на примерно 10 гр. (половина хода)..."
Смотрим на график. Так и есть - 10.7.

Не странно ли, если учесть, что согласно РЛЭ потребная величина отклонения РВ для подъема носового колеса составляет около 5 гр.?

(стр.195) "... анализ предыдущих полетов показал, что "пиковые" (кратковременные) отклонения руля высоты при подъеме носового колеса не превышали 5-7 гр."

Почему 7 гр.?

Вы пытаетесь понять пилотов? или пишете статью? ТО что происходило в кабине и кто о чем думал унесено в могилу, не пытайтесь понять логику экипажа, мы можем только догадываться о причинах их действий.

 

[Ariec 71]

Цитата: Сообщение от Sibiryak


Просто не нужно забывать, что при одном и том же тангаже УА в наборе высоты и на снижении разный.

Разве? А при каких условиях?

Условие я вижу одно - набор высоты происходит за счет набегающего потока.

А снижение?
Вроде бы как и в наборе и на снижении на вэ константа к примеру с углом тангажа 45, углы атаки одинаковые. Разве нет?

 

[nadegda***]

Логика проста. Действовать согласно РЛЭ.

 

[Mikronet]

Логика проста. Действовать согласно РЛЭ.

Логика, логикой, но 99 процентов катастроф произошли из-за пресловутого ЧФ. Ни одна логика не обьяснит почему человек действовал так а не иначе, причем будучи подготовленным и обцченым. В стрессовых ситуациях все ведут себя сильно по разному.

 

[Ariec 71]

и вместо резкого скачка сопротивления и очень резкого падения подъемной силы этот эффект растянут на 4-5 градусов.

Да какой там резкий скачек. Интенсивный рост в следствии увеличения углов атаки. Если веером махать в горизонте относительно вектора скорости, сопротивление минимально. Если под углом 90 - максимально, рукой ощущается. В оконцовке вот и весь смысл.

 

[Vik63]

Вроде бы как и в наборе и на снижении на вэ константа к примеру с углом тангажа 45, углы атаки одинаковые. Разве нет?

Никак нет.
Угол атаки= Тангаж +угол установки крыла( со своим знаком)+ угол снижения ( если снижение) или - угол набора ( если набор)
В наборе угол атаки меньше угла при ГП на угол набора. В снижении угол атаки больше угла при ГП на угол снижения. Снижение и набор отличаются таким образом на двойное значение угла набора( снижения).

 

[Vik63]

Не понял какое отношение имеет эта информация к моему сообщению, которое Вы процитировали.

vim1964, извините , немного дополню. Относительно этого Вашего сообщения

Информация была выдана вполне конкретная, просто не соответствующая действительности. Скорее всего тарировочные таблицы были очень старыми. А, поскольку со временем характеристики датчиков изменяются ( особенно потенциометрических датчиков положения), то тарировочная таблица теряет свою актуальность и требует корректировки.

DSA76 хотел, я так думаю, сказать следующее : " Что касается конкретно скорости , которая для нас наиважнейший параметр - то по ней есть следующие данные МАКа

"Анализ предыдущих полетов, запись которых имеется на
МСРП-64, показал, что скорость начала подъема носового
колеса не была менее 200 км/ч. Подъем носового колеса при
вылете из Внуково был начат на скорости 203 км/ч."

которые соответствуют требуемым РЛЭ и отсюда можно сделать вывод , или по крайней мере сказать что это является косвенным доказательством адекватности записи параметра скорость на МСРП."
И в этом я с DSA76 согласен.
И немного дополню от себя, потенциометрические датчики положения , тарировки которых , как Вы сказали , со временем изменяются, не самая важная группа параметров , ну исключая наверное стаб и РВ . Потерю актуальности тарировок остальных параметров нужно рассматривать индивидуально, в зависимости от метода их согласования с МСРП , и к тому же есть методы проверки их правильности . Например ,ЕМНИП ,МАК утверждал , РВ был отклонен до крайних положений перед взлетом, замечаний по крайним точкам он не высказывал.
Так что общее резюме. Не думаю что так уж все плохо с тарировками. И думаю не только качественную информацию предоставляет МСРП . Кроме того во многих случаях достаточно знать не абсолютное значение параметра , а лишь его отклонение , что убирает значительную долю погрешности.

 

[windowz]

Да какой там резкий скачек. Интенсивный рост в следствии увеличения углов атаки. Если веером махать в горизонте относительно вектора скорости, сопротивление минимально. Если под углом 90 - максимально, рукой ощущается. В оконцовке вот и весь смысл.

Вы вообще о чем?
Если вы о законцовке крыла - их основная задача уменьшать индуктивное сопротивление. Их влияние на срывные процессы по всей длине крыла - минимальны.
Чтобы понять что такое резкий скачек проведите маленький эксперимент. В машине (можно в общественном транспорте, если нет возможности в машине) выставьте плоскость (книгу, если нет ничего можно даже руку просто) в окно и не важно на какой скорости плавно изменяйте угол набегания потока. В определенный момент вы почувствуете достаточно резкое и совсем нелинейное увеличение лобового сопротивления (силы тянущей против движения а не вверх).
Для того, чтобы не происходил срыв пограничного слоя сразу по всей длине крыла в современных самолетах применяют аэродинамическую и геометрическую крутку крыла, в следствии чего процесс отрыва приграничного слоя происходит не одновременно по всей длине крыла, а начинается в начале у корня, а затем (при увеличении углов атаки) уже распространяется ближе к законцовкам.
Это приводит того, что график Сх имеет не резкий скачек, а довольно сильно растянутый на несколько (до 5) градусов.

 

[Vik63]

windowz, чтобы завершить этот вопрос о срыве и увеличении Сх. Описываемое Вами резкое увеличение Сх не относится к нашему случаю. Извиняюсь, но Вы путаете 2 явления.
Вы ведет речь о другом - когда вследствие значительного изменения положения тела в пространстве или изменения формы тела в величине Сх преобладающими становятся силы давления , а не трения. Два примера - пластина под углом к потоку до 20-30 градусов и пластина под углом 90 градусов. У первой преобладающими являются силы трения , а у второй - разность сил давления перед и за пластиной. Вот где-то на переходе от 45 к 90 этот резкий скачок Сх и происходит. К нашему же случаю, повторюсь, он никоим боком не относится. Так как углы то были крайне малые - до 20 градусов. О замене сил трения на силы давления - там и речи нет. Не путайте сваливание - потерю несущей способности крыла - срыв потока с крыла, которое в зависимости от профиля может быть и на 11-12 градусов и Ваш так называемый скачок Сх от преобладания сил давления над силами трения.
Уж при 11 градусах- то о каком вообще преобладании сил давления в Сх можно вести речь ?! Так что оставьте Вы этот эффект в покое . Он здесь никак.
А вот когда он действительно имеет место. Это когда самолет делает крест ( увеличение тангажа практически до 70-90 градусов) вследствие резкого подхвата . Были такие проблемы в 50-60 годах вследствие неизученности некоторых вопросов практической аэродинамики . В результате действительно резкого скачка Сх в этом случае , когда действительно силы давления преобладают над силами трения, происходили крайне резкие торможения самолета , крылья просто складывались и отламывались , и извиняюсь за жуткие подробности - ввиду громадных продольных перегрузок торможения летчику , и такое было , могло оторвать голову.

 

[Blinker123]

Vik63, нарисуйте пластину 25° и обозначьте, пожалуйста, стрелками силы трения и давления, как они Вам чудятся.

И, как я понял, Вы упраздняете понятия критического УА и явление срыва потока, в котором и предлагал каждому лично убедиться windowz ???

 

[windowz]

windowz, чтобы завершить этот вопрос о срыве и увеличении Сх. Описываемое Вами резкое увеличение Сх не относится к нашему случаю. Извиняюсь, но Вы путаете 2 явления.
Вы ведет речь о другом - когда вследствие значительного изменения положения тела в пространстве или изменения формы тела в величине Сх преобладающими становятся силы давления , а не трения. Два примера - пластина под углом к потоку до 20-30 градусов и пластина под углом 90 градусов. У первой преобладающими являются силы трения , а у второй - разность сил давления перед и за пластиной. Вот где-то на переходе от 45 к 90 этот резкий скачок Сх и происходит. К нашему же случаю, повторюсь, он никоим боком не относится. Так как углы то были крайне малые - до 20 градусов. О замене сил трения на силы давления - там и речи нет. Не путайте сваливание - потерю несущей способности крыла - срыв потока с крыла, которое в зависимости от профиля может быть и на 11-12 градусов и Ваш так называемый скачок Сх от преобладания сил давления над силами трения.
Уж при 11 градусах- то о каком вообще преобладании сил давления в Сх можно вести речь ?! Так что оставьте Вы этот эффект в покое . Он здесь никак.
А вот когда он действительно имеет место. Это когда самолет делает крест ( увеличение тангажа практически до 70-90 градусов) вследствие резкого подхвата . Были такие проблемы в 50-60 годах вследствие неизученности некоторых вопросов практической аэродинамики . В результате действительно резкого скачка Сх в этом случае , когда действительно силы давления преобладают над силами трения, происходили крайне резкие торможения самолета , крылья просто складывались и отламывались , и извиняюсь за жуткие подробности - ввиду громадных продольных перегрузок торможения летчику , и такое было , могло оторвать голову.

Извиняюсь, но в данном случае это вы путаете 2 явления
Сопротивление в отсутствии нарушения обтекания будет равно 0.
Силы трения вызваны вязкостью и сопротивлением трения в приповерхностном слое.
Профильное сопротивление возникает как раз при отрывах приповерхностного слоя и нарушении равномерного обтекания крыла, когда происходят значительные изменения скоростей приповерхностного потока и в следствии закона Бернулли большие перепады давления. Из-за разности давлений и возникает "сопротивление давления".

http://www.femto.com.ua/articles/part_1/0905.html

 

[DSA76]

Вот тоже из отчета:
(стр.183) "Перед началом движения для взлета колонка штурвала была отклонена "от себя" на 1/3 хода (наиболее вероятно, до начала работы пружинного цилиндра загрузки). Подобные действия не согласуются с положенеием РЛЭ (п.8, раздел 4.6.1.1), согласно которому разбег необходимо производить при нейтральном положении колонки штурвала..."
Смотрим на график. Так и есть - 4.8.
Далее (стр.192) "...колонка штурвала была отклонена пилотом "на себя" до значений, соответствующих отклонению руля высоты на примерно 10 гр. (половина хода)..."
Смотрим на график. Так и есть - 10.7.
Не странно ли, если учесть, что согласно РЛЭ потребная величина отклонения РВ для подъема носового колеса составляет около 5 гр.?
(стр.195) "... анализ предыдущих полетов показал, что "пиковые" (кратковременные) отклонения руля высоты при подъеме носового колеса не превышали 5-7 гр."
Почему 7 гр.?

-10 получилось потому, что отрывали ПС на 185. На недостаточной скорости это требует большего отклонения. В то же время, усилия на штурвале меньше. Ув. lopast56 говорил, что никто не контролирует угол отклонения штурвала - работают в согласно тактильным ощущениям. Допускаю, что на 185 услилия на штурвале при РВ -10 примерно такие же, как при РВ -5 на скорости 205. Этот аргумент тоже в пользу адекватности графика скорости..

А "-7" упомянуто для того, чтобы подчеркнуть то, что отклонять РВ на взлете на больший угол для экипажа было нехарактерно.

 

[Ariec 71]

А Вы - туда же, куда и "теоретик"...

Был разговор ранее.
Из технологии:

набрал предельные 19 гр

Домыслы, домыслы. Нет такого, предельные 19, нет. Не так тангаж набирается, если есть тяга. Нет на взлетном на Яке такой тяги, не вытянет он даже пустой без топлива. Не создают таким образом большие углы тангажа.

 

[Ariec 71]

Никак нет.
Угол атаки= Тангаж +угол установки крыла( со своим знаком)+ угол снижения ( если снижение) или - угол набора ( если набор)
В наборе угол атаки меньше угла при ГП на угол набора. В снижении угол атаки больше угла при ГП на угол снижения. Снижение и набор отличаются таким образом на двойное значение угла набора( снижения).

Позвольте не согласиться. От горизонта, да, отличия будут. В наборе-снижении при одинаковых по модулю тангажах на заданной скорости - не должны отличаться.
И угол атаки принято отсчитывать попроще, от ПОС.


Углы наклона траекторий будут одинаковы по модулю.

 

[Ariec 71]

Аэродинамическая крутка крыла "растягивает" срыв потока по углу атаки, и вместо резкого скачка сопротивления и очень резкого падения подъемной силы этот эффект растянут на 4-5 градусов

Из теорий - сваливание самолетов со стреловидными крыльями происходит в следствии потери путевой устойчивости. А дальше паровозом все остальное.
Ежели самолет не теряет путевую устойчивость и при этом еще может и управляться - он скрутит кобру.

 

[windowz]

Позвольте не согласиться. От горизонта, да, отличия будут. В наборе-снижении при одинаковых по модулю тангажах на заданной скорости - не должны отличаться.
И угол атаки принято отсчитывать попроще, от ПОС.


Углы наклона траекторий будут одинаковы по модулю.

А если убрать слово "по модулю" то как раз и будет разные.

Угол тангажа - это между горизонтом и осью самолета
Угол наклона траектории - между вектором скорости и горизонтом.

Угол атаки - угол между осью (плюс установочный) самолета и вектором скорости.
Соответсвенно угол атаки = Угол тангажа - угол наклона траектории.

На снижении угол наклона траектории отрицательный.
В общем случае положительный угол тангажа не означает набор высоты.